JP2004514596A

JP2004514596A - Machine room pressure control system, machine room pressure control method and discharge valve

Info

Publication number: JP2004514596A
Application number: JP2002545976A
Authority: JP
Inventors: シェーラー、フリードリッヒ‐ヨアヒム; ヴィレンブリンク、トーマス
Original assignee: ノルト‐ミクロ　アクチエンゲゼルシャフト　ウント　コンパニ　オッフェネ　ハンデルスゲゼルシャフト
Priority date: 2000-11-28
Filing date: 2001-11-27
Publication date: 2004-05-20
Anticipated expiration: 2021-11-27
Also published as: EP1209079A1; AU2002227950A1; BR0107854A; ES2200775T3; CA2398178A1; EP1209079B1; US6746322B2; CN1176829C; EP1250258A1; US20020193063A1; DE60003197T2; BR0107854B1; CA2398178C; CZ20022473A3; KR100470120B1; PL355682A1; CN1396876A; KR20020086476A; DE60003197D1; WO2002044023A1

Abstract

機室圧力制御システム（１０）、機室（５０）内部の実際の圧力を制御する方法および、特に前記システム（１０）又は前記方法において使用するための放出弁（１４、１５、１６、１７）に関する。本発明は、放出弁（１４、１５、１６、１７）への実際の機室圧力の通信を可能にし、更に、機室圧力制御システム（１０）の構成要素を接続する共通のデータ交換線（２２）を付与する。システム（１０）は、高度に冗長かつ高信頼であり、たとえ１つ又は複数の構成要素が故障しても所要の高度な圧力制御を保証し、従来使用されてきた全空気式安全弁の使用を一切不要とする。Machine room pressure control system (10), method for controlling the actual pressure inside the machine room (50), and in particular the discharge valve (14, 15, 16, 17) for use in said system (10) or said method About. The present invention allows the communication of the actual cabin pressure to the discharge valve (14, 15, 16, 17), and also provides a common data exchange line (which connects the components of the cabin pressure control system (10) ( 22). The system (10) is highly redundant and reliable, guarantees the required advanced pressure control even if one or more components fail, and uses the all-air safety valve that has been used in the past. No need at all.

Description

【０００１】
本発明は、機室内部の実際の圧力を測定する少なくとも１つの圧力センサと、前記実際の圧力と前記機室周囲の大気の圧力との圧力差を制御する少なくとも１つの放出弁と、実際の圧力と大気圧、即ち圧力差に基づき前記少なくとも１つの放出弁に伝達する駆動信号を計算する少なくとも１つの制御装置とを含む、特に航空機用の機室圧力制御システムに関する。
【０００２】
更に、本発明は、前記機室内部の実際の圧力を測定する工程と、周囲大気圧を測定する工程と、前記実際の圧力と大気圧との圧力差を計算するか又は代替的に前記実際の圧力と大気圧との圧力差を測定する工程と、実際圧力信号および大気圧信号および／又は圧力差信号を、前記実際の圧力と前記大気圧との圧力差を制御する少なくとも１つの放出弁用の駆動信号を計算する少なくとも１つの制御装置に伝達する工程とを含み、特に航空機機室における、機室内部の実際の圧力を制御する方法に関する。
【０００３】
更に別の態様では、本発明は、制御装置と少なくとも１つの駆動装置とからの駆動信号を受信する入力を備え、機室の実際の圧力と周囲大気との圧力差を制御し、上記機室圧力制御システムや方法での使用に適した弁に関する。
【０００４】
実際の機室圧力と大気圧との圧力差は、両圧力を測定し、それらを相互に減算することで求められる。代りに、前記圧力差を適格な検出器で直接測定してもよい。また、他の航空機システムからの情報を使用することも当然可能である。圧力差は、機室圧力が大気圧より高ければ正、そうでなければ負と称する。
【０００５】
機室内部の実際の圧力を制御する制御装置、機室圧力制御システムおよび方法は、本出願人の欧州特許第０６２５４６３号明細書により公知である。この明細書は、制御装置、１つの放出弁および２つの安全弁を含む機室圧力制御システムを開示している。制御装置は、機室と大気の圧力差および最終巡航飛行高度等の付加的な重要パラメータに基づき出力信号を計算する。放出弁は、実際の機室圧力を所定の制御機室圧力近辺に保持すべく作動する。この公知のシステムは閉ループ制御を実行する。
【０００６】
システムは２つの条件を満たさねばならない。第一に、圧力差は一定の閾値を超えてはならない。さもないと、航空機胴体が損傷又は破壊する恐れがある。第二に、オペレータは、通常維持せねばならない一定の圧力変化率を設定する。機室圧力の極めて大きな変化は乗員・乗客に有害であり、容認できない。
【０００７】
放出弁又は制御装置が誤動作したとき、機室圧力と大気圧との圧力差は所定の閾値を超え得る。正の圧力差の場合、安全弁は前記圧力差に伴い機械的に開く。その結果、圧力差による機室の損傷や破壊を防ぐ。負の圧力差を補償すべく、周知のシステムは、機室への空気の流入を可能にする負圧安全弁をも備える。
【０００８】
この周知の機室圧力調整システムは高い信頼性を示す。しかしそれは、過圧を防止するために、１つの放出弁と２つの安全弁を必要とし、航空機に最も望ましくない重量の増加をもたらす。従来技術の機室圧力制御システムでは、２つの独立した過圧安全弁が航空規則で要求されている。
【０００９】
通常、従来技術の圧力制御システムは、１つの付加的な手動経路を備える２つの制御チャネルを動作させる。故障の場合、システムは段階的に単純に、手動バックアップ下に低下する。必要な自律安全機能は安全弁で実現される。
【００１０】
そうした独自システムの強化された安全に対する、特にＦＡＲ修正条項により規定された新しい要求条件は、この従来技術の機室圧力制御システムをもはや受け入れない。即ち、冗長性レベルを高めねばならない。更に、航空機のオペレータが制御システムのより高度な処理能力を要求しており、それが欠陥ある構成要素を代替する必要性の確率に関するシステムアーキテクチャに影響している。
【００１１】
従って本発明の目的は、重量低減および冗長性の増大を伴い、効果的な圧力制御を可能にし、かつ過度に高い機室圧力を防止する、機室圧力制御システム、機室圧力の制御方法および放出弁を提供することである。本発明の更なる目的は、機室圧力制御システムの１つ又は複数の構成要素が故障しても、極めて高度な機室圧力制御を維持することにある。
【００１２】
前記目的の達成のため、本発明の第１の実施形態では、前記少なくとも１つの放出弁が、前記少なくとも１つの制御装置からの駆動信号および前記少なくとも１つの圧力センサからの実圧力信号の両方を受信すべく、前記少なくとも１つの制御装置および前記少なくとも１つの圧力センサと接続された、上述の形式の機室圧力制御システムを提案する。このシステムは、相互に接続された複数の制御装置、機室圧力用の複数の検出器および複数の放出弁を含むとよい。その場合、全制御装置、検出器および放出弁は、共通のデータ交換線で信号を交換する。
【００１３】
第２の実施形態では、上記の目的は、前記少なくとも１つの圧力センサ、前記少なくとも１つの放出弁および前記少なくとも１つの制御装置が、相互に信号を交換すべく共通のデータ交換線により相互に接続されたことを特徴とする前述の機室圧力制御システムにより達成される。
【００１４】
好適な実施形態では、機室圧力制御システムは、大気圧を測定する少なくとも１つの付加的な検出器を含む。前記検出器は、機室圧力制御システムの一体部分として構成し、共通のデータ交換線に接続できる。代替的に、大気圧を測定する検出器を少なくとも１つの制御装置と接続してもよい。その場合、検出器を、例えば飛行パラメータを決めるシステム等の別の航空電子システムの一部とする。
【００１５】
データ交換線は、二重バスシステムとして構成でき、好適には三重冗長性を持つ。それは情報出力およびオペレータによる命令入力用の制御盤と接続される。
【００１６】
新規の機室圧力制御システムの全主要機能は、好ましくは三重である。それらは三重冗長性、全二重バスシステムにより相互に接続される。前記システムは、好ましくは時間的に同期化される。データ同期化および対称化は、バスに接続された構成要素の各々の間で実行される。
【００１７】
従来技術のシステムと対照的に、全部の放出弁の前記チャネルに関係する駆動装置を指令する制御装置のチャネルはもはや存在しない。反対に、本発明は、アービトレーション論理から選択される、そうした構成要素により実行される圧力制御を提供する。担当する構成要素は、リアルタイム制御機能の個々の主要時間枠において異なる。
【００１８】
１つの機能が故障したとき、従来技術のシステムにおける１チャネルの喪失のようなシステム劣化は全く生じない。前記機能だけが故障となるか、又は不正確であると疑われる。それは同一機能を果たす別の構成要素により代替される。故障が回復できる場合、故障した構成要素は、組込み試験論理の結果に基づきオペレーションに復帰する。
【００１９】
本発明は更に、既存の制御システム資源上で動作する機能として具体化される手動オペレーションモードを提供する。特別なシステム資源を手動モード機能に割り当てる必要は全くない。構成要素およびバスは修正する必要がない。
【００２０】
バスの導入は機室圧力制御システムの高度な柔軟性を可能にする。欠陥がある構成要素をバスから切り離し、容易に交換できる。付加的な構成要素は、システムアーキテクチャの複雑な変更を伴わずに追加できる。
【００２１】
本発明に従う方法は、前記圧力差を所定の上レベルと下レベルの間に保持すべく前記実際の圧力と前記大気圧との圧力差を制御する前記少なくとも１つの放出弁に、前記実圧力信号を付加的に伝達することを特徴とする。更に、大気圧信号も前記少なくとも１つの放出弁に伝達する。共通のデータ交換線を経て情報を交換する複数の制御装置、圧力センサおよび放出弁を設けるとよい。各制御装置はそれ自身の駆動信号を計算する。その後、全制御装置の駆動信号を、全ての間違った計算を判定すべく相互に比較する。更に、放出弁は圧力情報を受信し、制御装置により受信した駆動信号の正確さを検査できる。
【００２２】
好適な実施形態では、各放出弁の駆動装置の位置を監視し、他の放出弁および／又は制御装置に伝達する。駆動装置の誤動作は、制御装置を関与させずに放出弁間のデータ交換で判定する。全ての間違った位置も容易に判定できる。間違った駆動装置位置にある放出弁への給電は遮断される。好ましくは、放出弁は、共通のデータ交換線により各自の駆動装置の位置に関する情報を交換する。代替的に、別個のデータ交換チャネルを設けることができる。
【００２３】
全放出弁の駆動装置の位置は、現に担当中の制御装置により制御される。前記制御装置は、他の制御装置、検出器および放出弁と通信できる。システムは担当する制御装置を自動的に変えることができる。
【００２４】
担当の制御装置が誤りの駆動信号を発した場合、間違いが認識される。駆動信号の制御と計算は、別の制御装置に転送される。システム劣化は全く生じない。
【００２５】
本発明に従った放出弁は、実圧力信号を受信する入力および自己の駆動装置を作動させる少なくとも１つの論理装置を付加的に含むことを特徴とする。
【００２６】
従来技術の放出弁と対照的に、本発明は、それ自体が論理装置を備える放出弁を提供する。この論理装置は、制御装置の論理装置程に複雑ではない。この装置は、全部の制御装置が故障した場合に備えて安全なバックアップを提供し、担当中の制御装置から受信した駆動信号を常時監視する。そのため、放出弁には実圧力信号を受信する入力が設けられる。
【００２７】
冗長性を更に増すため、放出弁は、大気圧信号および／又は差圧信号のための別の入力を含むとよい。それは付加的又は代替的に、共通のデータ交換線との接続用の入出力を備える。全部の適切な情報は個々の放出弁に伝達される。論理装置は、各自の関係する駆動装置を作動させる上で必要な全情報を受信する。前記作動信号と駆動装置位置を常に監視し、制御装置の駆動信号と比較する。
【００２８】
放出弁は、２つの駆動装置を備えるとよい。全駆動装置を作動させる単一の論理装置を設けてもよい。代りに、個々の駆動装置それ自体に論理装置を設けてもよい。後者の場合、各放出弁の論理装置は相互通信する。通信は、共通のデータ交換線又は放出弁内部の論理装置間の直接データ交換チャネルで行う。
【００２９】
以下、図示の実施例により本発明を詳述する。
【００３０】
図１は、検出器Ａ、制御装置Ｂ、放出弁Ｃおよび表示装置Ｄを含む従来技術の機室圧力制御システムを示す。検出器Ａ、制御装置Ｂおよび／又は放出弁Ｃの故障時、差圧は全空気式分離安全弁Ｅにより所定の上下レベル間に維持される。機室はＦとして模式的に示す。
【００３１】
圧力差は、機室Ｆ内部の実際の圧力と、前記機室Ｆ周囲の大気圧の両方を測定することで制御される。値は制御装置Ｂで処理され、放出弁Ｃに伝達される。検出器Ａと放出弁Ｃとの間に直接的な接続は全くない。検出器Ａの信号および制御装置Ｂの計算結果は、表示装置Ｄに表示できる。更に、表示装置Ｄは、放出弁Ｃに直接作用する手動操作モードを提示する。
【００３２】
制御装置Ｂの故障時、従来技術のシステムは、高度な機室圧力機構をもはや維持できず、単純に低下する。安全弁Ｅは、重くかさばり、システム重量とコストを増大させる。従来技術のシステムでは、数個の制御装置Ｂが備わっていることもあるが、情報は常に規定のチャネルで交換される。システムの構成要素間での自由な通信は存在しない。
【００３３】
図２と３は、本発明に従う機室圧力制御システム１０とシステム構成要素間のデータ交換を図式的に示す。前記システム１０は、放出弁１４、１５、１６、１７用の３つの制御装置１１、１２、１３と、実際の機室圧力を測定する３つの検出器１８、１９、２０とを含む。前記構成要素は、データ交換のための完全二重三重冗長バス２２で接続されている。バス２２は、情報表示とオペレータによる命令入力のための制御装置２１に接続されている。それは付加的に、他の航空電子システムとの通信用接続２３、２４を備える。機室は５０で模式的に示す。
【００３４】
各放出弁１４、１５、１６、１７は、チャネル２７を経て相互に通信可能な駆動装置２５、２６を含む。各駆動装置２４、２５はバス２２と接続されている。
【００３５】
図２、３に示す実施例で、機室圧力制御システム１０はバス２２に直接接続され、大気圧を測定する３つの検出器２８、２９、３０を付加的に含む。付加的又は代替的に、大気圧は検出器２８’によっても測定でき、その出力信号は接続３１を経て制御装置１１、１２、１３に伝達される。検出器２８’は、全圧、大気圧、迎え角等の飛行パラメータを決定するシステムの一部であってもよい。
【００３６】
バス２２は、図示の全構成要素相互の完全な通信を保証する。制御装置１１、１２、１３、放出弁１４、１５、１６、１７およびそれらの駆動装置２５、２６並びに検出器１８、１９、２０と検出器２８、２９、３０は、容易に情報を交換できる。どの制御装置１１、１２、１３が担当するかはアービトレーション論理が決定する。更に、どの検出器１８、１９、２０と２８、２９、３０を計算に使用するかを定める。各制御装置１１、１２、１３は、各駆動装置２５、２６と通信できる。駆動装置２５、２６間の情報交換は、バス２２又はチャネル２７を経て行われる。更に、放出弁１４、１５、１６、１７は相互に交信し、各自の駆動装置２５、２６の位置を監視する。間違った全駆動装置位置は、全放出弁１４、１５、１６、１７および制御装置１１、１２、１３ならびに制御装置２１と関連づけられる。間違った位置にある駆動装置２５、２６への給電は遮断する。
【００３７】
バス２２に新しい構成要素を容易に追加できる。機室圧力制御システム１０の欠陥のある構成要素は直に切断・交換できる。制御装置１１、１２、１３又は検出器１８、１９、２０、２８、２９、３０のうちの１つが故障又は故障と疑われる場合、事前設定された圧力差を維持するのに必要な計算を、残りの制御装置１１、１２、１３の１つに転送する。従って、高度の冗長性が生ずる。
【００３８】
図４と５は、放出弁１４の異なる実施例を示す。他の放出弁１５、１６、１７は同一構造と特徴を持つ。両実施例において、放出弁１４は、実際の機室圧力に関する実圧力信号３２を受信する入力４１を備える。更に、周囲大気の圧力に関する大気圧信号用の入力４２をも備える。入力４３は、担当する制御装置１１、１２、１３から駆動信号３４を受信すべく指定される。更なる安全策として、付加的な入力４４を、機室Ｆと周囲大気との圧力差を指示する圧力差信号４０を受信すべく設けることができる。放出弁１４は、矢印３９で示すようにバス２２と信号を交換する入出力４５を更に含む。入力４３、４４と入出力４５は、実際には、例えばコネクタ等の単一の構成要素として設計される。
【００３９】
全入力４１、４２、４３、４４と入出力４５は、論理装置３５、３６、３７により構成され又はそれらと接続される。図４の実施例で、放出弁１４は、矢印３８で模式的に示すように両駆動装置２５、２６を作動させる単一の論理装置を備える。両駆動装置２５、２６は、機室Ｆ内の又は機室Ｆからの気流を調節する、略示したアクチュエータ４６を駆動するよう構成されている。
【００４０】
図５の実施例は、２つの論理装置３６、３７を備える放出弁１４を示す。各論理装置３６、３７は、アクチュエータ４６を作動させる１つの駆動装置２５、２６と関係づけられている。十分な冗長性を付与すべく、各論理３６、３７に入力４１、４２、４３と入出力４５を備えている。付加的な安全策として、圧力差信号４０を受信する入力４４を設けることができる。
【００４１】
図６と７は、通信および信号処理のための異なる実施例を模式的に示す。図５の実施例において、検出器１８からの実圧力信号３２と検出器２８からの大気圧信号３３は、バス２２に伝達され、そしてバス２２によって制御装置１１に伝達される。制御装置１１は、実圧力信号３２に基づく駆動信号３４、大気圧信号３３および地上高度、推定飛行時間等の付加的なパラメータを計算する。前記駆動信号３４もバス２２に伝達される。
【００４２】
全信号３２、３３、３４は、放出弁１４、１５、１６、１７の論理装置３５に送信される。前記論理装置は、駆動信号３４を実圧力信号３２および大気圧信号３３と比較する。その比較により駆動信号３４が誤りでないと判定した場合、論理装置３５は関係する駆動装置２４、２５を作動させる。しかし前記比較により駆動信号３４に間違いの可能性が示された場合、前記情報を、４７で略示する如くバス２２、そして他の制御装置１２、１３へ返送する。その際、制御装置１１からの信号３４を無視し、残りの制御装置１２、１３の１つが制御を行う。
【００４３】
付加的又は代替的に、他の制御装置１２、１３が実圧力信号３２と大気圧信号３３、又は差圧信号４０を永久的に受信する。その際、３つの全制御装置１１、１２、１３が並列的に働く。アービトレーション論理（図示せず）は、どの制御装置１１、１２、１３が担当するかを決定する。前記制御装置の駆動信号３４だけが論理装置３５で評価される。言うまでもなく、残りの検出器１９、２０、２９、３０からの信号３２、３３も評価のためにバス２２および制御装置１１、１２、１３に伝達される。１つの検出器が故障した場合、その出力信号３２、３３は誤ったものとみなし、以後考慮しない。
【００４４】
図７は、２つの論理装置３６、３７を含む放出弁との通信および信号処理を示す。信号３２、３３、３４は、バス２２を経て両方の論理装置３６、３７に伝達される。前記２つの論理装置３６、３７は、矢印３９で略示するようにバス２２又は代替的にチャネル２７を介して通信する。各論理装置３６、３７は、その関係する駆動装置２５、２６の位置を監視する。前記位置は、３９で図示するようにバス２２へ、そして他の論理装置３５、３６、３７および制御装置１１、１２、１３に返信される。駆動装置の位置が間違いとわかった場合、前記駆動装置２４への給電は遮断される。駆動装置２５、２６は、それらが入力信号を受信しないと直ちにそれらが非動作になるよう設計できる。この設計により、関係する論理装置３６、３７への給電を遮断するのに十分である。残りの駆動装置２５、２６の位置は、前記故障位置を補償するために調整される。
【００４５】
別の実施例では、放出弁１４、１５、１６、１７は、相互に通信し、制御装置１１、１２、１３を関与させずに故障の駆動装置の位置を決定する。通信はバス２２を経て行われる。全駆動装置２５、２６の実際の位置を比較することで、故障位置を容易に確かめられる。
【００４６】
本発明は、機室圧力制御システム１０の全構成要素の相互通信で効果的な圧力制御を可能にする機室圧力制御システム１０を提供する。従来必要な安全弁Ｅは完全に省略でき、重量低減につながる。構成要素間の情報交換と通信により、本発明に従う機室圧力制御システムの冗長性は著しく増大する。仮に１つ又は数個の構成要素が故障しても、依然として極めて高度な機室圧力制御を維持できる。万一全制御装置１１、１２、１３が故障しても、放出弁１４、１５、１６、１７の論理装置３５、３６、３７に基づく安全機能が残る。同様に、１つの検出器１８、１９、２０、２８、２９、３０の故障は容易に補償される。実際の機室圧力と周囲大気の圧力との圧力差は、所定の上下レベル間に確実に保持される。
【図面の簡単な説明】
【図１】
従来技術の機室圧力制御システムを示す。
【図２】
本発明に従った機室圧力制御システムを図式的に示す。
【図３】
本発明に従った機室圧力制御システムのデータ交換を図式的に示す。
【図４】
放出弁の第１の実施形態の略図を示す。
【図５】
放出弁の第２の実施形態の略図を示す。
【図６】
本発明の第１の実施形態に従った通信および信号処理を図式的に示す。
【図７】
本発明の第２の実施形態に従った通信および信号処理を図式的に示す。
【符号の説明】
１０　　　　　　　　　　　　　　　　　　　機室圧力制御システム
１１、１２、１３　　　　　　　　　　　　　制御装置
１４、１５、１６、１７、１８、１９、２０　放出弁
１８、１９、２０　　　　　　　　　　　　　圧力センサ
２２　　　　　　　　　　　　　　　　　　　データ交換線
２５、２６　　　　　　　　　　　　　　　　駆動装置
２８、２９、３０　　　　　　　　　　　　　検出器
３２、３３、３４、３９、４０　　　　　　　信号
３５、３６、３７　　　　　　　　　　　　　論理装置
４１、４２、４３　　　　　　　　　　　　　入力
４５　　　　　　　　　　　　　　　　　　　入出力
５０　　　　　　　　　　　　　　　　　　　機室[0001]
The present invention includes at least one pressure sensor for measuring an actual pressure inside the cabin, at least one discharge valve for controlling a pressure difference between the actual pressure and an atmospheric pressure around the cabin, It relates to a cabin pressure control system, in particular for aircraft, comprising pressure and atmospheric pressure, ie at least one control device for calculating a drive signal to be transmitted to the at least one discharge valve based on the pressure difference.
[0002]
Furthermore, the present invention provides a step of measuring an actual pressure inside the cabin, a step of measuring an ambient atmospheric pressure, a pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure, or alternatively, the actual pressure. At least one discharge valve for controlling a pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure by measuring the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure, and measuring the actual pressure signal and the atmospheric pressure signal and / or the pressure difference signal. And a method for controlling the actual pressure inside the cabin, particularly in an aircraft cabin.
[0003]
In yet another aspect, the present invention comprises an input for receiving a drive signal from a control device and at least one drive device, and controls the pressure difference between the actual pressure in the cabin and the ambient atmosphere, It relates to valves suitable for use in pressure control systems and methods.
[0004]
The pressure difference between the actual cabin pressure and atmospheric pressure is obtained by measuring both pressures and subtracting them from each other. Alternatively, the pressure difference may be measured directly with a suitable detector. It is also possible to use information from other aircraft systems. The pressure difference is referred to as positive if the cabin pressure is higher than atmospheric pressure, and negative otherwise.
[0005]
A control device, machine pressure control system and method for controlling the actual pressure inside the cabin is known from the applicant's European Patent 0 625 463. This specification discloses a cabin pressure control system including a control device, one discharge valve and two safety valves. The controller calculates the output signal based on additional important parameters such as the pressure difference between the cabin and the atmosphere and the final cruise flight altitude. The release valve operates to maintain the actual machine room pressure near a predetermined control machine room pressure. This known system performs closed loop control.
[0006]
The system must meet two conditions. First, the pressure difference must not exceed a certain threshold. Otherwise, the aircraft fuselage can be damaged or destroyed. Second, the operator sets a constant rate of pressure change that must normally be maintained. Extremely large changes in cabin pressure are harmful to passengers and passengers and are unacceptable.
[0007]
When the release valve or control device malfunctions, the pressure difference between the cabin pressure and atmospheric pressure can exceed a predetermined threshold. In the case of a positive pressure difference, the safety valve opens mechanically with the pressure difference. As a result, the machine room is prevented from being damaged or destroyed by pressure differences. To compensate for negative pressure differentials, known systems also include a negative pressure relief valve that allows air to enter the cabin.
[0008]
This known cabin pressure regulation system is highly reliable. However, it requires one discharge valve and two safety valves to prevent overpressure, resulting in the most undesirable weight increase on the aircraft. In prior art cabin pressure control systems, two independent overpressure safety valves are required by aviation regulations.
[0009]
Typically, prior art pressure control systems operate two control channels with one additional manual path. In the event of a failure, the system will simply drop in steps under manual backup. Necessary autonomous safety functions are realized by safety valves.
[0010]
The new requirements, especially by the FAR amendment, for the enhanced safety of such proprietary systems no longer accept this prior art cabin pressure control system. That is, the redundancy level must be increased. In addition, aircraft operators are demanding higher processing power of the control system, which affects the system architecture regarding the probability of the need to replace defective components.
[0011]
Accordingly, it is an object of the present invention to provide an aircraft pressure control system, an aircraft pressure control method, and an aircraft pressure control system that enable effective pressure control and prevent excessively high cabin pressure, with reduced weight and increased redundancy. To provide a discharge valve. It is a further object of the present invention to maintain very high cabin pressure control even if one or more components of the cabin pressure control system fail.
[0012]
To achieve the object, in the first embodiment of the present invention, the at least one discharge valve receives both a drive signal from the at least one controller and an actual pressure signal from the at least one pressure sensor. In order to receive, a cabin pressure control system of the type described above, connected to the at least one control device and the at least one pressure sensor, is proposed. The system may include a plurality of interconnected controllers, a plurality of cabin pressure detectors, and a plurality of discharge valves. In that case, all control devices, detectors and discharge valves exchange signals on a common data exchange line.
[0013]
In a second embodiment, the object is to connect the at least one pressure sensor, the at least one discharge valve and the at least one control device to each other by a common data exchange line to exchange signals with each other. This is achieved by the above-described cabin pressure control system.
[0014]
In a preferred embodiment, the cabin pressure control system includes at least one additional detector that measures atmospheric pressure. The detector is configured as an integral part of the cabin pressure control system and can be connected to a common data exchange line. Alternatively, a detector that measures atmospheric pressure may be connected to at least one controller. In that case, the detector is part of another avionic system, such as a system for determining flight parameters.
[0015]
The data exchange line can be configured as a dual bus system and preferably has triple redundancy. It is connected to the control panel for information output and command input by the operator.
[0016]
All major functions of the new cabin pressure control system are preferably triple. They are interconnected by a triple redundancy, full duplex bus system. The system is preferably synchronized in time. Data synchronization and symmetrization is performed between each of the components connected to the bus.
[0017]
In contrast to prior art systems, there is no longer a controller channel that commands the drive associated with the channel of all discharge valves. Conversely, the present invention provides pressure control performed by such components, selected from arbitration logic. The components responsible are different in each main time frame of the real-time control function.
[0018]
When one function fails, there is no system degradation such as the loss of one channel in prior art systems. Only the function fails or is suspected to be incorrect. It is replaced by another component that performs the same function. If the failure can be recovered, the failed component returns to operation based on the results of the built-in test logic.
[0019]
The present invention further provides a manual operation mode embodied as a function operating on existing control system resources. There is no need to allocate special system resources to the manual mode function. Components and buses do not need to be modified.
[0020]
The introduction of the bus allows a high degree of flexibility of the cabin pressure control system. Defective components can be disconnected from the bus and easily replaced. Additional components can be added without complicated changes in the system architecture.
[0021]
The method according to the present invention provides the actual pressure signal to the at least one discharge valve that controls the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure to maintain the pressure difference between a predetermined upper level and a lower level. Is additionally transmitted. Furthermore, an atmospheric pressure signal is also transmitted to the at least one discharge valve. A plurality of control devices, pressure sensors and discharge valves for exchanging information via a common data exchange line may be provided. Each control unit calculates its own drive signal. Thereafter, the drive signals of all controllers are compared with each other to determine all incorrect calculations. Furthermore, the discharge valve can receive pressure information and check the accuracy of the drive signal received by the control device.
[0022]
In a preferred embodiment, the position of the drive for each discharge valve is monitored and communicated to other discharge valves and / or control devices. The malfunction of the drive device is determined by exchanging data between the discharge valves without involving the control device. All wrong positions can be easily determined. The power supply to the discharge valve in the wrong drive position is cut off. Preferably, the discharge valves exchange information regarding the position of their respective drive units via a common data exchange line. Alternatively, a separate data exchange channel can be provided.
[0023]
The position of the drive device for all the discharge valves is controlled by the control device currently in charge. The controller can communicate with other controllers, detectors and discharge valves. The system can automatically change the control device in charge.
[0024]
If the controller in charge issues an erroneous drive signal, the error is recognized. The control and calculation of the drive signal is transferred to another control device. There is no system degradation at all.
[0025]
The discharge valve according to the invention is characterized in that it additionally comprises an input for receiving the actual pressure signal and at least one logic device for operating its own drive.
[0026]
In contrast to prior art discharge valves, the present invention provides a discharge valve that itself comprises a logic device. This logic unit is not as complex as the logic unit of the control unit. This device provides a safe backup in case all control devices fail, and constantly monitors the drive signal received from the control device in charge. Therefore, the release valve is provided with an input for receiving the actual pressure signal.
[0027]
To further increase redundancy, the discharge valve may include separate inputs for atmospheric pressure signals and / or differential pressure signals. It additionally or alternatively comprises inputs and outputs for connection with a common data exchange line. All relevant information is communicated to the individual discharge valves. Logic devices receive all the information necessary to operate their associated drive. The actuation signal and the drive device position are constantly monitored and compared with the drive signal of the control device.
[0028]
The discharge valve may comprise two drive devices. A single logic device may be provided to operate all drives. Alternatively, the logic units may be provided in the individual drive units themselves. In the latter case, the logic units of each discharge valve communicate with each other. Communication takes place on a common data exchange line or a direct data exchange channel between logic devices inside the discharge valve.
[0029]
The present invention will be described in detail below with reference to illustrated embodiments.
[0030]
FIG. 1 shows a prior art cabin pressure control system including a detector A, a controller B, a discharge valve C and a display D. When the detector A, the control device B and / or the discharge valve C fails, the differential pressure is maintained between predetermined upper and lower levels by the all-pneumatic isolation safety valve E. The machine room is shown schematically as F.
[0031]
The pressure difference is controlled by measuring both the actual pressure inside the machine room F and the atmospheric pressure around the machine room F. The value is processed by the control device B and transmitted to the discharge valve C. There is no direct connection between detector A and discharge valve C. The signal of the detector A and the calculation result of the control device B can be displayed on the display device D. Furthermore, the display device D presents a manual operation mode that acts directly on the discharge valve C.
[0032]
Upon failure of the controller B, the prior art system can no longer maintain the advanced cabin pressure mechanism and simply falls. The safety valve E is heavy and bulky, increasing system weight and cost. In prior art systems, several control devices B may be provided, but information is always exchanged on a defined channel. There is no free communication between system components.
[0033]
2 and 3 schematically illustrate the exchange of data between the cabin pressure control system 10 and system components according to the present invention. The system 10 includes three controllers 11, 12, 13 for discharge valves 14, 15, 16, 17 and three detectors 18, 19, 20 that measure the actual cabin pressure. The components are connected by a full double triple redundant bus 22 for data exchange. The bus 22 is connected to a control device 21 for information display and command input by an operator. It additionally comprises communication connections 23, 24 with other avionic systems. The machine room is shown schematically at 50.
[0034]
Each discharge valve 14, 15, 16, 17 includes a drive device 25, 26 that can communicate with each other via a channel 27. Each driving device 24, 25 is connected to the bus 22.
[0035]
In the embodiment shown in FIGS. 2 and 3, the cabin pressure control system 10 is additionally connected directly to the bus 22 and additionally includes three detectors 28, 29, 30 for measuring atmospheric pressure. Additionally or alternatively, the atmospheric pressure can also be measured by the detector 28 ′ and its output signal is transmitted to the control device 11, 12, 13 via connection 31. The detector 28 'may be part of a system that determines flight parameters such as total pressure, atmospheric pressure, angle of attack.
[0036]
The bus 22 ensures complete communication between all the components shown. Control devices 11, 12, 13, discharge valves 14, 15, 16, 17 and their drive devices 25, 26 and detectors 18, 19, 20 and detectors 28, 29, 30 can easily exchange information. The arbitration logic determines which controller 11, 12, 13 is responsible. Furthermore, which detectors 18, 19, 20 and 28, 29, 30 are used for the calculation. Each control device 11, 12, 13 can communicate with each drive device 25, 26. Information exchange between the driving devices 25 and 26 is performed via the bus 22 or the channel 27. In addition, the discharge valves 14, 15, 16, 17 communicate with each other and monitor the position of their drive units 25, 26. The wrong total drive position is associated with all discharge valves 14, 15, 16, 17 and the control devices 11, 12, 13 and the control device 21. The power supply to the drive devices 25 and 26 in the wrong position is cut off.
[0037]
New components can be easily added to the bus 22. Defective components of the cabin pressure control system 10 can be cut and replaced directly. If one of the controllers 11, 12, 13 or the detectors 18, 19, 20, 28, 29, 30 is failed or suspected of malfunctioning, the calculations necessary to maintain the preset pressure difference are: Transfer to one of the remaining control devices 11, 12, 13. Thus, a high degree of redundancy occurs.
[0038]
4 and 5 show different embodiments of the discharge valve 14. The other discharge valves 15, 16, 17 have the same structure and characteristics. In both embodiments, the discharge valve 14 includes an input 41 that receives an actual pressure signal 32 relating to actual cabin pressure. In addition, an input 42 for atmospheric pressure signals relating to the pressure of the surrounding atmosphere is provided. The input 43 is designated to receive the drive signal 34 from the controller 11, 12, 13 in charge. As a further safety measure, an additional input 44 can be provided to receive a pressure difference signal 40 indicating the pressure difference between the cabin F and the ambient atmosphere. The discharge valve 14 further includes an input / output 45 for exchanging signals with the bus 22 as indicated by arrow 39. The inputs 43 and 44 and the input / output 45 are actually designed as a single component such as a connector.
[0039]
All inputs 41, 42, 43, 44 and input / output 45 are constituted by or connected to logic devices 35, 36, 37. In the embodiment of FIG. 4, the discharge valve 14 comprises a single logic device that activates both drives 25, 26 as shown schematically by arrow 38. Both drive units 25, 26 are configured to drive an actuator 46, which is shown schematically, which regulates the airflow in or from the machine room F.
[0040]
The embodiment of FIG. 5 shows a discharge valve 14 with two logic devices 36, 37. Each logic device 36, 37 is associated with one drive device 25, 26 that operates an actuator 46. In order to provide sufficient redundancy, each logic 36, 37 has inputs 41, 42, 43 and an input / output 45. As an additional safety measure, an input 44 for receiving the pressure differential signal 40 can be provided.
[0041]
Figures 6 and 7 schematically illustrate different embodiments for communication and signal processing. In the embodiment of FIG. 5, the actual pressure signal 32 from the detector 18 and the atmospheric pressure signal 33 from the detector 28 are transmitted to the bus 22 and transmitted to the controller 11 by the bus 22. The control device 11 calculates a drive signal 34 based on the actual pressure signal 32, an atmospheric pressure signal 33, and additional parameters such as ground altitude and estimated flight time. The drive signal 34 is also transmitted to the bus 22.
[0042]
All signals 32, 33, 34 are transmitted to the logic unit 35 of the discharge valves 14, 15, 16, 17. The logic device compares the drive signal 34 with the actual pressure signal 32 and the atmospheric pressure signal 33. If the comparison determines that the drive signal 34 is not in error, the logic unit 35 activates the associated drive units 24, 25. However, if the comparison indicates that there is a possibility of error in the drive signal 34, the information is returned to the bus 22 and the other controllers 12, 13 as schematically indicated at 47. At this time, the signal 34 from the control device 11 is ignored, and one of the remaining control devices 12 and 13 performs control.
[0043]
Additionally or alternatively, other control devices 12, 13 permanently receive the actual pressure signal 32 and the atmospheric pressure signal 33, or the differential pressure signal 40. At that time, all three control devices 11, 12, 13 work in parallel. Arbitration logic (not shown) determines which controller 11, 12, 13 is responsible. Only the drive signal 34 of the controller is evaluated by the logic unit 35. Needless to say, the signals 32, 33 from the remaining detectors 19, 20, 29, 30 are also transmitted to the bus 22 and the controllers 11, 12, 13 for evaluation. If one detector fails, its output signals 32 and 33 are considered erroneous and are not considered later.
[0044]
FIG. 7 illustrates communication and signal processing with a discharge valve that includes two logic devices 36, 37. Signals 32, 33 and 34 are communicated to both logic units 36 and 37 via bus 22. The two logic devices 36, 37 communicate via the bus 22 or alternatively the channel 27 as indicated schematically by arrow 39. Each logic device 36, 37 monitors the position of its associated drive device 25, 26. The position is returned to the bus 22 as shown at 39 and to the other logic units 35, 36, 37 and the control units 11, 12, 13. If the position of the driving device is found to be wrong, the power supply to the driving device 24 is cut off. The drives 25, 26 can be designed so that they are deactivated as soon as they do not receive an input signal. This design is sufficient to cut off power to the associated logic devices 36,37. The positions of the remaining drive devices 25, 26 are adjusted to compensate for the fault location.
[0045]
In another embodiment, the discharge valves 14, 15, 16, 17 communicate with each other and determine the location of the failed drive without involving the controllers 11, 12, 13. Communication takes place via the bus 22. By comparing the actual positions of all the drive units 25, 26, the fault location can be easily ascertained.
[0046]
The present invention provides a cabin pressure control system 10 that enables effective pressure control through mutual communication of all components of the cabin pressure control system 10. The conventionally required safety valve E can be omitted completely, leading to weight reduction. The information exchange and communication between the components significantly increases the redundancy of the cabin pressure control system according to the present invention. If one or several components fail, very high cabin pressure control can still be maintained. In the unlikely event that all control devices 11, 12, 13 fail, the safety function based on the logic devices 35, 36, 37 of the discharge valves 14, 15, 16, 17 remains. Similarly, the failure of one detector 18, 19, 20, 28, 29, 30 is easily compensated. The pressure difference between the actual cabin pressure and the ambient atmospheric pressure is reliably maintained between predetermined upper and lower levels.
[Brief description of the drawings]
[Figure 1]
1 illustrates a prior art cabin pressure control system.
[Figure 2]
1 schematically illustrates a cabin pressure control system according to the present invention.
[Fig. 3]
Fig. 3 schematically shows the data exchange of the cabin pressure control system according to the invention.
[Fig. 4]
1 shows a schematic representation of a first embodiment of a discharge valve.
[Figure 5]
2 shows a schematic representation of a second embodiment of a discharge valve.
[Fig. 6]
1 schematically illustrates communication and signal processing according to a first embodiment of the present invention.
[Fig. 7]
Fig. 4 schematically shows communication and signal processing according to a second embodiment of the invention.
[Explanation of symbols]
10 Machine room pressure control system 11, 12, 13 Controller 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20 Release valve 18, 19, 20 Pressure sensor 22 Data exchange line 25, 26 Drive device 28, 29, 30 Detection Units 32, 33, 34, 39, 40 Signals 35, 36, 37 Logic devices 41, 42, 43 Input 45 Input / output 50 Machine room

Claims

At least one pressure sensor (18, 19, 20) for measuring the actual pressure inside the cabin (50);
At least one discharge valve (14, 15, 16, 17) for controlling the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure around the cabin (50);
At least one controller (11, 12, 13) that calculates a drive signal (34) that is transmitted to the at least one release valve (14, 15, 16, 17) based on actual pressure and atmospheric pressure, or pressure difference. A cabin pressure control system for aircraft applications in particular,
The at least one release valve (14, 15, 16, 17) includes a drive signal (34) from the at least one control device (11, 12, 13) and the at least one pressure sensor (18, 19, 20). ) Connected to the at least one controller (11, 12, 13) and the at least one pressure sensor (18, 19, 20) to receive both actual pressure signals (32) from A cabin pressure control system, particularly for aircraft applications.

All the control devices (11, 12, 13), detectors (18, 19, 20) and discharge valves (14, 15, 16, 17) are signaled (32, 33, 34) via a common data exchange line (22). , 39, 40) can be replaced by a plurality of interconnected controllers (11, 12, 13), a plurality of cabin pressure detectors (18, 19, 20) and a plurality of discharge valves ( 14. System according to claim 1, characterized in that it comprises 14, 15, 16, 17).

At least one pressure sensor (18, 19, 20) for measuring the actual pressure inside the cabin (50);
At least one discharge valve (14, 15, 16, 17) for controlling the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure around the cabin (50);
At least one controller (11, 12, 13) for calculating a drive signal (34) transmitted to the at least one discharge valve (14, 15, 16, 17) based on actual pressure and atmospheric pressure or pressure difference A cabin pressure control system for aircraft applications in particular,
The at least one pressure sensor (18, 19, 20), the at least one discharge valve (14, 15, 16, 17) and the at least one control device (11, 12, 13) are connected to signals (32, 33). , 34, 39, 40) are connected to each other by a common data exchange line (22) so as to be exchanged with each other.

4. System according to one of claims 1 to 3, characterized in that it comprises at least one additional detector (28, 29, 30) for measuring atmospheric pressure.

The at least one additional detector (28, 29, 30) for measuring atmospheric pressure is connected to the at least one control device (11, 12, 13) or the common data exchange line (22) The system according to claim 4.

System according to one of claims 2 to 5, characterized in that the data exchange line (22) is configured as a dual bus system.

The system according to one of claims 2 to 6, characterized in that the data exchange line (22) is configured as a triple redundant bus system.

The system according to one of claims 2 to 7, characterized in that the data exchange line (22) is connected to a control panel (21) for information output and command input by an operator.

A method for controlling the actual pressure inside the cabin (50), particularly in an aircraft cabin,
Measuring the actual pressure inside the machine room (50);
Measuring ambient atmospheric pressure;
Calculating a pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure or alternatively measuring a pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure;
The actual pressure signal (32) and the atmospheric pressure signal (33) and / or the pressure difference signal (40) are converted into at least one discharge valve (14, 15, 16, 17) for controlling the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure. Transmitting to the at least one controller (11, 12, 13) to calculate a drive signal (34) for
In addition to the actual pressure signal (32), the at least one discharge valve (22) for controlling the pressure difference between the actual pressure and the atmospheric pressure to keep the pressure difference between a predetermined upper level and a lower level. 14, 15, 16, 17).

10. Method according to claim 9, characterized in that an atmospheric pressure signal (33) is transmitted to the at least one discharge valve (14, 15, 16, 17).

A plurality of control devices (11, 12, 13), pressure sensors (18, 19, 20, 28, 29, 30) and discharge valves (14, 15, 16, 30) that exchange information through a common data exchange line (22) The method according to claim 9 or 10, characterized by comprising (17).

Each control device (11, 12, 13) is characterized in that it calculates its own drive signal (34) and compares it with each other to determine any wrong calculations. The method of claim 11.

The position of the drive (25, 26) of each discharge valve (14, 15, 16, 17) is monitored to determine any wrong position, the other discharge valves (14, 15, 16, 17) and / or 13. Method according to claim 11 or 12, characterized in that it is communicated to the control device (11, 12, 13).

14. Method according to claim 13, characterized in that the power supply to the discharge valve (14, 15, 16, 17) with the wrong drive position is cut off.

15. A control device (11, 12, 13) and at least one for use in a cabin pressure control system (10) according to one of claims 1 to 8 or a method according to one of claims 9 to 14. A discharge valve that is provided with an input (43) for receiving a drive signal (34) from the drive device (25, 26) and controls the pressure difference between the actual pressure in the cabin (50) and the ambient atmospheric pressure. The discharge valve (14, 15, 16, 17) additionally has an input (41) for receiving an actual pressure signal (32) and at least one logic device (35) for operating the drive device (25, 26). , 36, 37).

16. A discharge valve according to claim 15, characterized in that it comprises two drives (25, 26).

A single logic device (35) for operating all the drive devices (25, 26) or a single logic device (36, 37) for operating individual drive devices (25, 26) Item 15. The discharge valve according to Item 15 or 16.

18. Discharge valve according to one of claims 15 to 17, characterized in that it comprises a separate input (42, 43) for the atmospheric pressure signal (33) and / or the differential pressure signal (40).

19. Release valve according to one of claims 15 to 18, characterized in that it comprises an input / output (45) for connection with a common data exchange line (22).